(57)【要約】【課題】従来の自立水平離着陸式の航空機を、ハイブリッド、統合型、自立垂直離着陸および水平飛行式に変更するためのシステムを提供すること。【解決手段】本発明によれば、航空機に既に設けられている推進システムの他に、垂直離着陸および移行段階において用いられる少なくとも１つのブレード・ロータ１を作動する、航空機のエンジンによって動力を供給される油圧推進システムと、航空機の後部および／または下部に設けられ、それぞれ垂直位置および水平位置という２つの限界位置間で徐々に傾斜可能かつ枢軸を中心に回転可能である少なくとも１つの補助エンジン２とを備え、航空機の標準的な推進手段は、垂直離着陸および移行の間は非作動とされると共に自立水平飛行の間は作動され、前記少なくとも１つの補助エンジンは、垂直離着陸および移行の間は動作すると共に自立水平飛行の間は非動作とされる変更システムが提供される。【選択図】図１ａ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
自立水平離着陸型航空機を、ハイブリッド統合型の自立垂直離着陸および水平飛行に変換するシステムであって、
前記変換システムは、垂直離着陸および移行段階の間に使用する少なくとも１つのブレード・ロータ（１）を作動させる油圧推進システムであって、前記航空機のエンジン（３）から動力を供給される油圧システムを、前記航空機に予め設けられた推進システムとは別に有しており、
前記変換システムは、後部および／または前記航空機の下部に設けられる少なくとも１つの補助エンジン（２）であって、それぞれ垂直姿勢および水平姿勢という２つの限界姿勢間で漸次傾斜可能でありかつ枢軸を中心に回転可能である少なくとも１つの補助エンジン（２）を有し、
前記航空機の標準的な推進手段（３）は、垂直離着陸および移行の間は非作動であり、また自立水平飛行の間は作動しており、
前記少なくとも１つのブレード・ロータ（１）および前記少なくとも１つの補助エンジン（２）は、垂直離着陸および移行の間は作動しており、また自立水平飛行の間は非作動である
ことを特徴とする変換システム。
【請求項２】
請求項１に記載の、自立水平離着陸型航空機を、ハイブリッド統合型の自立垂直離着陸および水平飛行に変換するシステムにおいて、
前記航空機の大きさに関連して、前記メイン・エンジン（３）から動力を供給される油圧推進システムによって動作される１以上のブレード・ロータ（１）が設けられ、該ロータ（１）は前記航空機の胴体（４）の上、前部、中央部または後部、あるいは翼（５）の上に設けられ、それによって前記航空機の垂直離着陸を保証することを特徴とする変換システム。
【請求項３】
請求項１または請求項２に記載の、自立水平離着陸型航空機を、ハイブリッド統合型の自立垂直離着陸および水平飛行に変換するシステムにおいて、
前記少なくとも１つの補助エンジン（２）は、少なくとも１つのジェット・エンジン、または少なくとも１つのロケット、または油圧またはそうでない方法で駆動されるダクテッド・ターボファン・プロペラから成ることを特徴とする変換システム。
【請求項４】
請求項１から請求項３までのいずれか１項に記載の、自立水平離着陸型航空機を、ハイブリッド統合型の自立垂直離着陸および水平飛行に変換するシステムにおいて、
１または複数の垂直ロータ（１）が、水平飛行の間に非活動的にされている場合にもその姿勢に固定され、前記垂直ロータ（１）は、空気力学的構造内または前記翼（５）内に適切に整形されることができることを特徴とする変換システム。
【請求項５】
請求項１から請求項４までのいずれか１項に記載の、自立水平離着陸型航空機を、ハイブリッド統合型の自立垂直離着陸および水平飛行に変換するシステムにおいて、
前記ロータ（１）は、使用されない場合は折りたたまれ、また前記航空機の胴体に設けられたハウジング内に収容されることを特徴とする変換システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、垂直離陸および自立水平飛行型の飛行機を、自立水平飛行、垂直離着陸、ハイブリッド統合型の飛行機に変換するためのシステムに関するものである。
【０００２】
より特定すれば、本発明は、極めて単純であると共に特に高い費用を必要としない変換操作によって、既存の従来の飛行機を垂直離着陸および水平飛行型の飛行機に変更可能な、上述の種類のシステムに関するものである。
【背景技術】
【０００３】
周知のように、実用性の観点では、ＶＴＯＬ（垂直離着陸）としても公知の垂直離着陸型の飛行機は、現在、高いコストに関する問題を無視しており、その主な利点は、輸送ならびに環境および市民保護サービスのために用いる場合、誰の所へでも、どんなものの所へでも、どこへでも行くことができ、誰でも、どんなものでも載せることができる機能にある。
【０００４】
これらの利点は、他の車両および輸送システムに比べ、特にヘリコプターのような既存のＶＴＯＬ技術の高い運用コストによって、相殺される。
【０００５】
コストが高いのは、従来の航空機に設けられている固定翼の空気力学的維持スラストが無いために、水平飛行の間にヘリコプターを維持するために極めて多量の動力が必要であるからである。
【０００６】
一方、この欠点は、街から空港までの輸送コストおよび時間が不要であることによって、部分的に軽減される。なぜなら、直接、都市の中心部に着陸することができ、ヘリポートが必要とする空間は従来の空港に比べて少なくて済み、これによって時間が節約され、必要な搭載手続きが簡略化されるからである。
【発明の開示】
【０００７】
本発明の主な目的は、著しく安価な、ターボ推進機またはジェット・エンジンによって動力が与えられる水平飛行に、ＶＴＯＬ航空機の機能を組み合わせることである（以下、このハイブリッド特性をＶＴＯＬ−ＨＦ（垂直離着陸−水平飛行）と示す）。
【０００８】
また、国際的な航空宇宙業界において、互換性のある統合型ＶＴＯＬ−ＨＦ特性を備えた航空機の２つのモデル、すなわちハリアー（Ｈａｒｒｉｅｒ）およびＶ−２２オスプレー（Ｏｓｐｒｅｙ）がすでに開発されていることは、当業者には知られている。
【０００９】
ハリアーは、Ｂｒｉｔｉｓｈ  ＡｒｅｒｏｓｐａｃｅおよびＭｃＤｏｎｎｅｌ  Ｄｏｕｇｌａｓの合弁事業によって、英国で製造されている軍用ジェット機である。
【００１０】
一方、Ｖ−２２オスプレーは、軍用のターボ推進航空機であり、傾斜動が可能なロータおよびエンジン・グループを備え、Ｂｅｌｌ  ＴｅｘｔｒｏｎおよびＢｏｅｉｎｇにより米国で製造されている。すでに、民間用のものの実現も予測されている。
【００１１】
ハリアーに関しては、離陸／着陸段階の間、そのメイン・ジェット・エンジンのスラストを下方向に回転させて、ＶＴＯＬの機能を得る。
【００１２】
一方、Ｖ−２２オスプレーのＶＴＯＬ−ＨＦは、ヘリコプター・モード（ＶＴＯＬ）およびターボ・プロペラ（ＨＦ）の双方において同じメイン・エンジンおよび関連するスラスト機構を直接使用することに基づいており、翼の端部に設けられたメイン・エンジンを上から下へと回転（傾斜）させる。
【００１３】
Ｖ−２２のスラスト機構は、大きいプロペラとロータ・ブレード（ロータ翼）との妥協点に基づいて設計され、ターボ・プロペラ（ＨＦ）およびヘリコプター（ＶＴＯＬ）として機能するようにされる必要がある。
【００１４】
双方の解決策は、特別に専用化された、特にＶＴＯＬ−ＨＦとして用いるよう特別に設計された航空機に関連している。これらの航空機は、水平に飛行する時、垂直離着陸に必要な最大推力に基づいて大きさを決定した同じメイン・エンジンを用い、結果として運転コストに影響が及ぶ。
【００１５】
上述のことに鑑み、本出願人は、既存の航空機の後付けキットとしてＶＴＯＬ−ＨＦ技術を適用可能とする解決策について研究を行った。
【００１６】
本発明によって提示されるこの解決策においては、メイン・エンジンは上方向および下方向に傾斜せず、いかなる飛行段階においても標準的な水平位置（ＨＦ）に留まり、水平飛行のためにすでに設けられている標準的なプロペラまたはジェット・エンジンを用いる。ＶＴＯＬ離陸スラストのために必要な補足的な機能は、油圧ポンプ／アクチュエータによって動作される標準的なロータＶＴＯＬエンジンのスラストを伝達することによって、更に、後部および／または胴体に設けられ、水平飛行の間は非作動（不使用）とされる小さな傾斜可能リアクション・エンジンによって得られる。また、前記小さなリアクション・エンジンは、油圧システムによって動作または非動作するダクテッド・ターボファン・プロペラからなるものとすることができる。
【００１７】
本発明によって提示される解決策においては、メイン・エンジンは上方向および下方向に傾斜せず、いかなる飛行段階においても標準的な水平位置（ＨＦ）に留まり、水平飛行のためにすでに設けられている標準的なプロペラまたはジェット・エンジンを用いる。ＶＴＯＬ離陸スラストに必要な補足的な機能は、油圧ポンプ／アクチュエータによって動作される同じ標準的なエンジンからＶＴＯＬロータへのスラストの伝達によって、更に、後部および／または胴体の下に設けられ、水平飛行の間は非作動（不使用）とされる小型傾斜可能リアクタによって得られる。また、前記小型リアクタは、油圧または別のシステムによって動力を与えられるダクテッド・ターボファン・プロペラからなるものとすることができる。
【００１８】
本発明の目的は、低コストの垂直離着陸および自立水平飛行統合型システム（ＶＴＯＬ−ＨＦ）を提供することである。
【００１９】
本発明の他の目的は、ＶＴＯＬ−ＨＦ飛行機に変更するために、既存の車両（新しいか、または中古の飛行機およびヘリコプターの双方）に後付けすることによって、構造的な変更をほとんど生じない容易な変更を可能とするシステムを提供することである。
【００２０】
本発明の更に他の目的は、「ワン・エンジン・アウト」状態において、移行段階の間の安全性を改善可能とするシステムを提供することである。
【００２１】
本発明の別の目的は、極めて信頼性が高く、空気力学および荷重の面で利点を有する上述の種類のシステムを実現することである。
【００２２】
本発明の更に別の目的は、ジェット・エンジン航空機、ヘリコプター、および陸海空の共用輸送機関（船および自動車等）において使用可能なシステムを提供することである。
【００２３】
従って、本発明の具体的な目的は、従来の自立水平離着陸型の航空機を、ハイブリッド統合型の自立垂直離着陸および水平飛行型に変更するためのシステムであって、航空機に既に設けられている推進システムの他に、垂直離着陸および移行段階において用いられる少なくとも１つのブレード・ロータを作動する、航空機のエンジンによって動力を供給される油圧推進システムと、航空機の後部および／または下部に設けられ、それぞれ垂直位置および水平位置という２つの限界位置間で徐々に傾斜可能かつ枢軸を中心に回転可能である少なくとも１つの補助エンジンとを備える。航空機の標準的な推進手段は、垂直離着陸および移行の間は非作動とされ、自立水平飛行の間は作動される。前記少なくとも１つの補助エンジンおよび前記少なくとも１つの補助エンジンは、垂直離着陸および移行の間は作動し、自立水平飛行の間は非作動とされる。
【００２４】
更に特定すると、本発明によれば、航空機の大きさの関数として、メイン・エンジンによって動力を供給される油圧推進システムによって動作される１つ以上のブレード・ロータを設け、該ロータは、航空機の垂直離着陸を請け負うため、航空機の胴体の上、前部、中央部または後部、または翼の上に設けられている。
【００２５】
好ましくは、本発明によれば、前記少なくとも１つの補助エンジンは、少なくとも１つのジェット・エンジン、または少なくとも１つのロケット、または油圧またはそうでない方法で駆動されるダクテッド・ターボファン・プロペラから成る。
【００２６】
更に、本発明によれば、少なくとも１以上の傾斜動可能な補助エンジンを、主に航空機の後部または航空機の下部に配置して設け、垂直離着陸および移行段階の間に用いる。
【００２７】
本発明によれば、常に、垂直ロータまたは複数の垂直ロータを、水平飛行の間に非活動的にされている場合にもその位置に固定し、空気力学的構造内または翼内に適切に整形することが可能である。
【００２８】
更に、本発明によれば、前記ロータは、使用されない場合は折りたたまれ、航空機の胴体に設けられたハウジング（筐体）内に収容される。
【００２９】
本発明によれば、前記システムは、ヘリコプターをＶＴＯＬ−ＨＦ統合型航空機に、または船をＶＴＯＬ水上−空中輸送機関に、または自動車をＶＴＯＬ地上−空中輸送機関に変更するためにも使用可能である。
【実施例】
【００３０】
これより、本発明を、その好適な実施形態に従って、添付の図面を具体的に参照して、限定でなく例示の目的で記載する。
【００３１】
以下の明細書では、添付する図面の全てを同時に参照し、その都度、図面に示す３つの実施形態間の相違を明らかにする。
【００３２】
すでに述べたように、本発明によるシステムは、既存の航空機の改造を可能とする。本発明によるシステムの基本部分は垂直離着陸機能（ＶＴＯＬ）にあり、これは、油圧機関（図示せず）から動力を供給されるＶＴＯＬロータ（またはロータ群すなわち複数のロータ）・ブレード１の統合垂直スラスト、ならびに補助エンジンの統合スラスト、およびジェット・エンジン２、ロケットエンジン、または油圧駆動式またはそうでないダクテッド・ターボファン・プロペラの統合スラストによって実現される。
【００３３】
とりわけ、１以上のＶＴＯＬロータ・ブレード１が設けられる。このロータ・ブレード１は、適切な寸法を有する軽量で効率的な油圧機関によって動力が供給され、メイン・エンジン３に接続した油圧システムによって作動され、メイン・エンジン３のスラスト源によって作動される。
【００３４】
離着陸の段階において、メイン・エンジン３のシャフトは、それらの標準的なプロペラから一時的に分離されて、クラッチまたは他の適切なギアによって、油圧コンプレッサ（図示せず）に接続される。
【００３５】
このように、油圧システムによって、メイン・エンジン（メイン・エンジン群）のスラストが１００％伝達され、これによって、離陸または着陸が行われている間、油圧機関（または油圧機関群）および関連するＶＴＯＬロータが操作される。
【００３６】
油圧システムへと向けられた全スラスト（またはスラストの一部分）は、次に離陸終了後に前方へ水平飛行（ＨＦ）するために、プロペラ３に伝達される（この目的のために図７を参照）。
【００３７】
油圧機関（または機関群）および関連するロータ（またはロータ群）・ブレード１は、小型の航空機の場合、通常胴体４の上部に設けられている。２以上のロータ・ブレード１が必要である場合、それらの位置は、翼の先端５、胴体の上部、または尾部６上といった、いずれか適切な位置とされる。
【００３８】
図１および図２、図３および図４、および図５および図６にそれぞれ示す３つの異なる実施形態から、ロータ１について以下のことがいえる。
（１）  ロータ１は固定することができる（図１および図２）：  ブレード１は水平飛行（ＨＦ）段階の間、空気力学的に収容されロックされる。平衡ブレードが採用された場合、これは収容されることができるが、バランスを前方に向けられてロックされるのみである。
（２）  ロータ１は折りたたみが可能である（図３および図４）：  離陸段階の後の水平飛行（ＨＦ）段階の間、ロータ・ブレード１は自動的に折りたたまれて互いに重なる（特に図４ｂを参照）。このブレード１「アセンブリ」は、ゆっくりと、胴体４の上部に設けられた長手方向スロット７へと導かれ、および／またはロータ・ブレード１が翼５上にある場合、翼の端部５上の水平な空気力学的ハウジングに導かれる。
（３）  ロータ１は、特定の場合にＶＴＯＬおよびＨＦ段階で、更にスラストを追加するために二重に使用することができる（図５および図６）。
【００３９】
１以上の傾斜可能なジェット補助エンジン２または傾斜可能なロケット（例えば、これは航空機の後方下部設けられた無線制御ターゲット・ミサイルまたは航空機９、または航空機の後部下方位置および／または胴体４の下に設けられたダクテッド・ターボファン・プロペラから得られる）が、垂直離着陸ＶＴＯＬのために、メイン・エンジン３および油圧ロータ・ブレード１のスラストを統合する。
【００４０】
前記補助エンジン（または補助エンジン群）は、そのスラスト、および同じスラストの方向移動によって、ＶＴＯＬからＨＦ（およびその逆）への移行段階を確実なものとし、ＶＴＯＬ−ＨＦ段階において次のように用いられる。
（１）離陸：  上述の補助エンジンは、下方向を向いて、油圧ロータ・ブレード１のスラストを支持し完全なものにするために、ならびに水平位置におけるバランスを保つために、十分なスラストおよび速度を与える。
（２）  離陸後から移行まで：  補助エンジンは、下方向へのスラストを有する位置から、後方へのスラストを有する水平位置へと、徐々に回転する（図７参照）。このため、スラストは、下方（従って航空機を上方向に押す）から、徐々に、後方へのスラスト（従って航空機を上方向に押す）へと回転するように得られる。
（３）  水平飛行に向かう移行の間：  上述の補助エンジンは、スラストを、徐々に航空機の後方に向ける。補助スラストは、水平飛行のためにメイン・エンジン（群）３からのプロペラへのスラストが確立される前およびその間、水平飛行の開始を維持するために最大速度を有している。この段階では、ＨＦ速度を失速の速度より高く維持するために、補助エンジンのサポートが必要である。
（４）  水平飛行：  補助エンジンは、胴体と一列に並び、非作動とすることができる。
（５）  垂直着陸への移行の間に、水平飛行への移行と逆のことが起こり、油圧機関およびロータ・ブレード１システムの機能を回復させ、メイン・エンジン３による標準的なプロペラ（またはジェット）の動作を中断させる。
（６）  着陸：  この段階の間、離陸段階に続いて述べたことと逆のことが起こる。
（７）  着陸の終了：  離陸段階と同じ作用が生じる。
【００４１】
航空機に搭載されたブレード１が１つのみである場合、補助エンジン・システム（ジェット／ロケット・ターボファン）は、着陸および離陸段階の間、尾部のスタビライザとしても用いられ、これによって航空機の回転が回避される。
【００４２】
上述の段階は、全てジェット・エンジン／ロケット、および油圧によって作動または非作動とされるターボファン・ダクテッド・プロペラのいずれかを用いて実行可能である。
【００４３】
水平飛行ＨＦ段階の間、メイン・エンジン（群）３の標準的な使用、および関連するプロペラ（群）またはジェット・エンジン（群）によって、能力が与えられる。
【００４４】
このように、ＨＦモードにおいて、航空機は実際には安価なターボおよびプロペラ・モデル（またはジェット・モデル）と同等と見なすことができる。なぜならば、油圧システムの、および補助エンジン２の併合が無くなったからである。更に、ＶＴＯＬロータ１が固定され、航空機と空気力学的に調和させられている間に、エンジンからプロペラ３への軸スラストが回復される。
【００４５】
エンジンが故障した場合には、本発明によるＶＴＯＬ−ＨＦシステムの以下の特徴を利用することができる。
（１）  各メイン・エンジン３からの油圧システムを、航空機に搭載されているＶＴＯＬロータに接続する全油圧アクチュエータと接続する安全重複性（ＩＶ）を保証した。
（２）  適切なバルブ・システムは、１以上の油圧機関に接続された単一のメイン・エンジン３の標準的な動作でさえ得ることができるようにする。
（３）  ジェット／ロケット補助エンジンは、この時、待機状態にあり、更なる安全保証を示す。
（４）  メイン・エンジン３の故障の場合（ワン・エンジン・アウト）、他のエンジン（群）をサポートする油圧システムが動作し、動作しない１つを置き換え、油圧ロータおよびジェット／ロケット・エンジン推進力の補足的なサポートによって緊急垂直着陸手順を保証する。
（５）  代わり、標準的な「ワン・エンジン・アウト」飛行および着陸手順が、滑走路上での「ワン・エンジン・アウト」着陸モードに従って、航空機の標準的な細目のみに従っても実行可能である。また、この選択肢は、油圧システムまたは油圧機関の故障の場合にも当てはまる。
【００４６】
本発明によって提示される解決策と公知の解決策の比較に戻ると、ＶＴＯＬスラストに関して、原理に沿って標準的なターボ−プロペラ航空機用に設計されたメイン・エンジンの標準的なスラストおよび動力は、（ａ）航空機の離陸総重量に対して垂直離陸に必要な補足的スラスト、および（ｂ）油圧システムに特有の動力損失率の回復、を保証するために十分ではないことを注記しておかねばならない。
【００４７】
ＶＴＯＬに必要なスラスト（ａ＋ｂ）の上述の相違は、航空機の下部および／または後部に配置される適切な寸法のジェット／ロケット・エンジンによって第１に補償しなければならない。
【００４８】
更に、危険なＶＴＯＬおよび移行段階のために、メイン・エンジン（群）３の最大パワーの増大が提供されることができ、ＶＴＯＬスラストの必要性（ａ＋ｂ）を補償するために３分から５分間持続される。
【００４９】
それにもかかわわらず、本発明によって保証される、水平飛行の間のコストの節約（燃料消費）は、によって、メイン・エンジン（群）の前記補足動力が、合計横向き時間の１０％以下の割合である約１時間続く標準的な飛行における離着陸段階においてのみ生じることが要求される。
【００５０】
メイン・エンジンの設計および／または後付けの間、離陸が完了し水平飛行段階が開始した時に低減可能な動力率を実現する必要がある（例えば、１以上のエンジン段階またはコンプレッサを除去する）。
【００５１】
本発明によるシステムでは、高効率かつ安価な専用ブレード−ロータ・アセンブリを、垂直飛行のためだけに設計しなければならない。なぜなら、それらはこの段階の間に用いられるのみであり（ヘリコプターで行われるような水平移動では用いられない）、油圧が除かれる（または再び作動される）と、次の折りたたみおよび収容（およびその逆）が確実に行われるようになっている（折りたたみ可能ブレード・タイプにおいて）。
【００５２】
飛行段階の連続的な漸進制御は、コンピュータ化された自動手順によって支援しなければならない。この手順は、異なる大気条件で適用可能である。移行段階の間に失速の危険がある場合、または他のいずれかの緊急事態においては、自動コンピュータの支援によりＶＴＯＬ状況へ素早く戻らなければならない。
【００５３】
本発明を、その好適な実施形態に従って、限定でなく例示の目的で記載してきた。しかしながら、添付の特許請求の範囲において規定される関連する範囲から逸脱することなく、当業者によって変更および／または変形を実施可能であることは理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００５４】
【図１ａ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第１の実施形態を側面図で示す。
【図１ｂ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第１の実施形態を上面図で示す。
【図１ｃ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第１の実施形態を正面図で示す。
【図２ａ】水平飛行段階にある、図１の発明のシステムを備えた航空機を側面図で示す。
【図２ｂ】水平飛行段階にある、図１の発明のシステムを備えた航空機を上面図で示す。
【図２ｃ】水平飛行段階にある、図１の発明のシステムを備えた航空機を正面図で示す。
【図３ａ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第２の実施形態を側面図で示す。
【図３ｂ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第２の実施形態を上面図で示す。
【図３ｃ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第２の実施形態を正面図で示す。
【図４ａ】水平飛行段階にある、図３の発明のシステムを備えた航空機を側面図で示す。
【図４ｂ】水平飛行段階にある、図３の発明のシステムを備えた航空機を上面図で示す。
【図４ｃ】水平飛行段階にある、図３の発明のシステムを備えた航空機を正面図で示す。
【図５ａ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第３の実施形態を側面図で示す。
【図５ｂ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第３の実施形態を上面図で示す。
【図５ｃ】垂直離着陸段階にある、本発明のシステムを備えた航空機の第３の実施形態を正面図で示す。
【図６ａ】水平飛行段階にある、図５の発明のシステムを備えた航空機を側面図で示す。
【図６ｂ】水平飛行段階にある、図５の発明のシステムを備えた航空機を上面図で示す。
【図６ｃ】水平飛行段階にある、図５の発明のシステムを備えた航空機を正面図で示す。
【図７】本発明による飛行の離陸、飛行および着陸の異なる段階を概略的に示す。
【符号の説明】
【００５５】
１  ロータ・ブレード
２  ジェット・エンジン
３  メイン・エンジン
４  胴体
５  翼
７  長手方向スロット
９  航空機
【図１ａ】
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【図１ｂ】
2007137423.tif 000004
【図１ｃ】
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【図２ａ】
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【図２ｂ】
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【図２ｃ】
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【図３ａ】
2007137423.tif 000009
【図３ｂ】
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【図３ｃ】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
2007137423.tif 000013
【図４ｃ】
2007137423.tif 000014
【図５ａ】
2007137423.tif 000015
【図５ｂ】
2007137423.tif 000016
【図５ｃ】
2007137423.tif 000017
【図６ａ】
2007137423.tif 000018
【図６ｂ】
2007137423.tif 000019
【図６ｃ】
2007137423.tif 000020
【図７】
2007137423.tif 000021